[发明专利]燃喷器

说明书

特别声明：从技术角度，本发明只是用一个类似蛋形的壳和涡旋气流，把动力燃烧的高温焰心，悬控在壳体的中心位置。它的直接作用是，我们可以在这个壳内完成耐热材料远不能耐受的超高温和超高压燃烧。重点在它的实际意义：用它可以直接创造容压燃喷发动机(大气火箭发动机)、超高压火箭发动机，等。

技术领域：本发明涉及热力工程技术、流体力学、燃烧技术等；

技术背景：现有的喇叭口形状的火箭喷嘴，是一个喷燃器(先喷后燃)，火焰在喷口前方燃烧，超出喇叭口后，燃烧气体在喷焰径向方向上的膨胀能量，喇叭口无法收集；离喇叭口稍远的轴向方向上的膨胀能量，传递到喇叭口也剩余不多；喇叭口形状的喷口还无法实现超高压燃烧：提高助燃剂、燃剂的喷入压力，火焰中心就向远离喇叭口的方向移动，膨胀能量更多地散失；缩小喇叭口，直接就损失推力压强的受力面积，燃烧压力只是稍有提高，不能补回推力受力面积减少造成的损失，而更大的可能是直接吹灭火焰。此种喷燃器的燃烧压力决定于燃料的化学反应的速度，设计结构对之无可奈何，受喷嘴材料耐热辐射极限的限制，也不容许高压燃烧，更不能把喷嘴做的更长。见图1。喷气发动机的燃烧室、涡轮材料的耐热辐射极限也不高，也不容许更大压缩比(因而可以有更高的效率和更强的功能)的超高压燃烧。

发明内容：燃喷器(先燃后喷)的主体只是一个壳(图2)，壳内包括燃烧腔(燃剂喷嘴2所在的主腔)、碟环形腔(助燃剂喷嘴1，点火燃剂喷嘴3所在的环形腔)、喷口(右端的开口)、助燃剂燃剂喷嘴等，壳外包括冷却翅叶、支承结构、助燃剂燃剂供应系统(未画出)等。助燃剂从碟环形腔直径大的位置切向进入(图4)，以获得较大的转动惯量，经过喷口的冷却环隙(图2中碟环形腔到燃烧腔的通道，可以是环缝也可以是孔排、通道)，旋转进入燃烧腔，旋转的助燃剂流在离心力和流道指向双重作用下贴壁向燃烧腔中后端(图中的左端方向)螺旋状移动，接近后端向压力低的中心折返，而不是直接弯向喷口。启动时，助燃剂小剂量喷入，点火燃剂喷嘴(图2中3)喷入点火燃剂，经过冷却环隙与助燃剂混合，被环隙出口处的点火器(图2中4)点燃，点火火焰向后端移动，受阻后折返向喷口，从喷口喷出。加大助燃剂喷入量，同时燃剂喷口开始喷入燃剂，形成点火燃剂与燃剂双口供应燃剂的共时燃烧阶段。之后，切断点火燃剂的供应，燃剂喷口的位置就能决定燃烧中心的位置，让燃烧中心的位置屏挡在喷口前，就能保证只有燃烧完全的最高温的燃气，从喷口喷出。此燃烧与现有燃烧的不同还在于，首先，助燃剂燃剂直至混合流体和火焰流体，都在或有环形流动，相当于火焰被卷折，燃烧线程长；其次，燃烧物量增加，在喷口的流量的限制下，燃烧压力可以提高并可以很高，燃烧中心移动不大，可以实现超高压燃烧，获得超高压喷射，包控它的壳不是太大；再者，燃烧的辐射预热助燃剂燃剂及其混合气流，热辐射从离心力力场的环流中，蒸发出高能级粒子首先参与燃烧，能极低的粒子比重大，继续贴壁向后端环燃心旋动，最后才参与燃烧，不仅燃烧完全，还提升燃烧的化学反应速度。超高温流体经过喷口，依然会对喷口材料的耐热提出要求，但这个耐热要求的强度比较低，热气流只是侧面经过而不是正压壳壁，还可以采取相应措施：本发明除了设计用全部的助燃剂从流道外冷却喷口，还设计了混流通道(图2中5)，沿喷口流道壁面，混流低温的助燃剂。

本发明的创新，一是将燃烧中心，用旋流包围，壳壁距离燃烧中心区远且隔垫着时时换新的助燃剂环流或混合剂环流，热辐射先照热作为冷却剂的燃烧物，然后才传到壳体，燃烧中心被容许的温度远远高过壳体材料的许用温度；二是到燃烧完全，燃气才喷出喷口，在整个过程中，气体压力减少不多，体积不被释放，且燃烧压力可以很高，壳壁虽然包裹了整个火焰，但并不意味着壳体体积需要很大；再者，燃烧完成在喷口喷出之前，此时喷射的热功效率，是一个气体喷流做工的问题，而不是至今令学界头疼的复杂的热机循环的问题。合理预计，热机形成热机的热功转换效率应该很高，高到可以接近热机的理论热效率。

燃喷器除了用于直线推进，也可装在旋转臂上将推进动力转换成旋转动力，替代受材料耐热极限限制的涡轮装置。